EP3870827A1 - Turbomachine à double hélices non carénées - Google Patents

Turbomachine à double hélices non carénées

Info

Publication number
EP3870827A1
EP3870827A1 EP19813119.5A EP19813119A EP3870827A1 EP 3870827 A1 EP3870827 A1 EP 3870827A1 EP 19813119 A EP19813119 A EP 19813119A EP 3870827 A1 EP3870827 A1 EP 3870827A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
propeller
turbomachine
generator
operating mode
rotation
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
EP19813119.5A
Other languages
German (de)
English (en)
Inventor
Nicolas Jérôme Jean TANTOT
Anthony BINDER
Mario Antoine LAMBEY
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
Safran Aircraft Engines SAS
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Safran Aircraft Engines SAS filed Critical Safran Aircraft Engines SAS
Publication of EP3870827A1 publication Critical patent/EP3870827A1/fr
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/072—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with counter-rotating, e.g. fan rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60L—PROPULSION OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; SUPPLYING ELECTRIC POWER FOR AUXILIARY EQUIPMENT OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRODYNAMIC BRAKE SYSTEMS FOR VEHICLES IN GENERAL; MAGNETIC SUSPENSION OR LEVITATION FOR VEHICLES; MONITORING OPERATING VARIABLES OF ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES; ELECTRIC SAFETY DEVICES FOR ELECTRICALLY-PROPELLED VEHICLES
    • B60L50/00—Electric propulsion with power supplied within the vehicle
    • B60L50/10—Electric propulsion with power supplied within the vehicle using propulsion power supplied by engine-driven generators, e.g. generators driven by combustion engines
    • B60L50/13—Electric propulsion with power supplied within the vehicle using propulsion power supplied by engine-driven generators, e.g. generators driven by combustion engines using AC generators and AC motors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B64C11/306—Blade pitch-changing mechanisms specially adapted for contrarotating propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
    • B64C11/48—Units of two or more coaxial propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/026—Aircraft characterised by the type or position of power plants comprising different types of power plants, e.g. combination of a piston engine and a gas-turbine
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D15/00—Adaptations of machines or engines for special use; Combinations of engines with devices driven thereby
    • F01D15/10—Adaptations for driving, or combinations with, electric generators
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02B—INTERNAL-COMBUSTION PISTON ENGINES; COMBUSTION ENGINES IN GENERAL
    • F02B61/00—Adaptations of engines for driving vehicles or for driving propellers; Combinations of engines with gearing
    • F02B61/04—Adaptations of engines for driving vehicles or for driving propellers; Combinations of engines with gearing for driving propellers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/06—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages
    • F02C3/067—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor the compressor comprising only axial stages having counter-rotating rotors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/062—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with aft fan
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/324—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, low solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/325—Application in turbines in gas turbines to drive unshrouded, high solidity propeller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/70—Application in combination with
    • F05D2220/76—Application in combination with an electrical generator
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T10/00—Road transport of goods or passengers
    • Y02T10/60—Other road transportation technologies with climate change mitigation effect
    • Y02T10/7072—Electromobility specific charging systems or methods for batteries, ultracapacitors, supercapacitors or double-layer capacitors
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • Turbomachinery of the non-ttled type are part of the context of having architectures aimed at maximizing energy efficiency, while exhibiting an ability to integrate (geometrically and aerodynamically) correctly with the aircraft.
  • a first solution is a turbomachine with a pair of counter-rotating propellers (in English, "counter rotating open rotor” (CROR)) as described for example in document FR 2 941 492.
  • a turbomachine comprises an air inlet and a vein circulation of a flow delimited by an external casing and an internal hub.
  • the vein passes through a gas generator, here with a double body which feeds a turbine driving two counter-rotating propellers.
  • these two counter-rotating propellers are integral in rotation with a gas generator turbine.
  • the turbomachine of this document has the particular advantage of combining an excellent propulsive efficiency linked to a generation of thrust via propellers with very low pressure ratio, and of external dimensions smaller than those of a turbomachine with single propeller of same thrust, facilitating its physical integration on the aircraft.
  • This architecture based on a pair of counter-rotating propellers, however, has a certain number of limitations, in particular due to the complexity of the subsystems necessary for its implementation (double pitch setting system for the propellers, rotating casings under each propeller rotor , ).
  • a turbomachine of an aircraft comprising an external casing delimiting with an internal hub, a flow stream of a gas flow in which is arranged a low pressure turbine configured for rotating a low pressure shaft; said turbomachine comprising, in the direction of flow of the gas flow, a first propeller; and a second propeller downstream of the first propeller, the first propeller being rotated by said low pressure shaft and the second propeller being rotated by an electric motor, the second propeller being further disposed at a distance between 1, 5 and 4 lengths of strings from the first propeller defined between the respective timing axes of each of the first and second propellers.
  • the second propeller has a length of rope between 0.8 and 1.2 times the length of the rope of the first propeller.
  • the propulsion system comprises or is connected to an energy storage unit connected to the first and / or second electric motor / generator, the energy storage unit preferably having a capacity of between 200 and 500 kWh.
  • the first and second propellers are arranged in front of the inlet of the gas flow circulation stream.
  • the turbomachine comprises a gas generator, a control unit of the second engine / electric generator, a control unit of the stall angle of the second propeller, said control units being configured to control the second engine and the angle of timing of the second propeller according to one of the following operating modes:
  • a fourth operating mode according to which the setting angle of the first propeller 31 is positioned at a negative angle and according to which the second propeller is controlled in neutral setting, the gas generator operating in a high pressure operating range between 90 % and 100%, fourth mode according to which the first propeller is in reverse thrust and the second propeller allows an inversion of the air flow supplying the first propeller;
  • the pitch angle of the second propeller can be controlled so as to obtain an angle of incidence of the blades less than 0 °, in order to rotate the second propeller, in an opposite direction of rotation in the direction of rotation of the first propeller. It is also possible to control the second propeller so as to obtain an angle of incidence of the blades greater than 0 °, in order to drive the second propeller in rotation, in a direction of rotation identical to the direction of rotation of the first propeller.
  • Figure 1 illustrates, schematically, a turbomachine according to a first configuration according to the invention
  • FIG. 2 illustrates, schematically, an alternative to the turbomachine according to the first configuration
  • FIG. 3 illustrates, diagrammatically, a turbomachine according to a second configuration in accordance with the invention
  • FIG. 4 illustrates the arrangement of the propellers of the turbomachine
  • FIG. 5 illustrates modes of operation of the turbomachine according to the invention
  • FIG. 6 illustrates, schematically, a first mode of operation of the turbomachine according to the invention, corresponding to takeoff of the aircraft;
  • FIG. 9 illustrates, schematically, the arrow of a propeller of the turbomachine according to the invention.
  • FIG. 10 illustrates, schematically, the leading edge of a propeller of the turbomachine according to the invention
  • - Figure 11 illustrates, schematically, a third mode of operation of the turbomachine according to the invention, according to a second embodiment, corresponding to an idle, descent of the aircraft;
  • a turbomachine of an aircraft comprises an annular space 1 for the flow of a gas flow, delimited by an external casing 2 and an internal hub 3.
  • annular space 1 is called, hereinafter, a stream of gas flow.
  • the flow stream 1 of the gas flow can comprise from upstream to downstream, in the direction of flow of the gas flow (along the axis AA ′ and represented by arrow F), a low pressure compressor 1 1, a high pressure compressor 12, a combustion chamber 13, a high pressure turbine 14 and a low pressure turbine 15.
  • the low pressure turbine 15 is configured to rotate a low pressure shaft 25 while the high pressure turbine 14 is configured to rotate a high pressure shaft 24.
  • the turbomachine comprises, in the direction of flow of the gases, a first propeller 31 and a second propeller 32 downstream of the first propeller 31.
  • the first and second propellers are not faired (type architecture, according to the English terminology "open rotor ”).
  • the first and second propellers 31, 32 extend from the internal hub 3 and include several blades extending from this internal hub 3.
  • the first and second propellers 31, 32 are arranged in front of the inlet of the stream 1 for circulation of the gas flow.
  • the first and second propellers 31, 32 are arranged at the outlet of the flow stream of the gas flow.
  • the first and second propellers 31, 32 are arranged downstream and externally behind and above the stream 1 for circulation of the gas flow.
  • SUBSTITUTE SHEET (RULE 26> The two configurations differ from each other by the position of the first and second propeller relative to the inlet and outlet of the stream 1 for the flow of gas (the inlet and the sort being defined in the direction gas flow).
  • the second propeller 32 is disposed at a distance between 1, 5 and 4 lengths of rope from the first propeller defined between respective chock axes of each of the first and second propellers 31, 32 as described below in relation to FIG. 4.
  • FIG. 4 illustrates the arrangement of the first 31 and second 32 propellers along the longitudinal axis AA ’of the turbomachine.
  • the spacing between the two propellers 31, 32 is taken between the timing axes A31, A32 respective of each of the propellers 31, 32.
  • the propellers are spaced three lengths of LC strings.
  • a distance between the two propellers small enough to minimize the spread of the speed profiles at the output of the first propeller (upstream propeller) and encourage their immediate re-use by deflecting the second propeller (downstream propeller).
  • this spacing takes into account the need to integrate the pitch change mechanisms of each propeller, mechanisms requiring a certain axial volume.
  • the second propeller 32 advantageously has the following geometric characteristics:
  • An external diameter between 0.8 and 1 times the external diameter of the first propeller 31 upstream;
  • a hub ratio (internal radius / external radius of the blade ratio) of between 0.22 and 0.40;
  • the first propeller 31 is rotated by the low pressure turbine 15, by means of the low pressure shaft 25 and a first reducer 50 only, or else by the combination of a first motor / electric generator 60 and the low pressure turbine 15, and this by means of the same first reducer 50.
  • the first motor / generator 60 makes it possible to compensate occasionally for the deficiencies of the low / pressure shaft 25.
  • the motor / generator 60 provides part of the energy supply expected for the first propeller 31.
  • the second propeller 32 is itself only driven in rotation by a second electric motor / generator 70 by means of a second reducer 80.
  • the first reduction gear 50 and the second reduction gear 80 are advantageously: mechanical (of the epicyclic or planetary type) having a reduction ratio in rotation regime preferably between 8 and 12; or - electromagnetic.
  • the turbomachine can comprise a first electric motor / generator 60 and a second electric motor / generator 70 which can operate as an "engine” but also as an “electric generator”.
  • the propulsion system therefore includes an energy storage unit 90 connected to the first and / or second electric motor / generator, the energy storage unit preferably having a capacity of between 200 and 500 kWh .
  • the storage unit 90 is a power source for the electric motor / generator 60, 70 while when the propellers 31, 32 are not driven by the motor / electric generator 60, 70, the electric motor / generator allows the storage unit 90 to be recharged.
  • the electric motor / generator 60, 70 can make use of the operating modes during which it is not used as an "engine” to recharge the storage unit 90.
  • the turbomachine can comprise, associated with each propeller, a control unit for the propeller setting angle (units UC1 and UC'1 in the figures) which is characterized by
  • a clearance preferably between -30 ° and + 90 °;
  • a clearance preferably limited to the positive pitch angles, typically 0 ° to + 90 ° / maximum 0 ° to +1 10 °.
  • propeller pitch refers to the timing of each blade of the propeller.
  • the second propeller 32 is advantageously used in different ways according to several operating modes of the propulsion system of the aircraft. As will be described (in relation to FIG. 5), the second propeller 32 can have several functions to contribute to the operation of the aircraft according to these different configurations.
  • the turbomachine comprises a unit UC2 for controlling the second motor / generator associated with the second propeller 32, the unit UC2 for controlling the second motor / generator 70 making it possible to continuously control the supply of electric power for this second motor / generator between the extreme cases of a zero supply and a supply corresponding to the maximum second design power of the engine / generator 70.
  • a first operating mode M1 corresponds to takeoff / climb of the aircraft, mode during which the turbomachine needs a high propulsive power called given propulsive power:
  • the second motor / generator 70 is in "motor” mode and uses the energy of the storage unit 90 as power supply in order to drive the second propeller 32 in rotation;
  • the stall angle of the second propeller is adjusted so that the second propeller 32 provides thrust, up to approximately 20 to 40% of the given propulsive power (i.e. ⁇ 5 MW maximum for a short / medium aircraft class -courrier), and so that the angle of incidence of the blades Ai is greater than 0 ° (as illustrated in FIG. 6);
  • the gas generator operates in a high pressure reduced speed range (N2K) of between 90 and 100% depending on the flow of fuel injected into the combustion chamber.
  • the rotation of the second propeller 32 makes it possible to reduce the level of energy required on the first propeller 31 to ensure the expected overall thrust of the propulsive system, which makes it possible to size the diameter of the first propeller 31 to a lower value than what the state of the art would require in the absence of assistance in supplying thrust via the propeller 32.
  • Such a reduction in diameter makes it possible to have a first propeller 31 which is easily integrated while maintaining a high energy efficiency of the overall propulsion system.
  • the energy level required on the low pressure shaft is reduced, as is that expected from the gas generator, which has the consequence of dimensioning the annular gas flow space to a lower value adapted to this reduced level of energy expected.
  • a benefit on the mass of the turbomachine is obtained with improved performance as well as a reduction in noise pollution due to the ejection of gases at the outlet of the gas generator.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Power Engineering (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

L'invention concerne une turbomachine d'un aéronef comprenant un carter externe (2) délimitant avec un moyeu interne (3), une veine (1) de circulation d'un flux de gaz dans laquelle est disposée une turbine basse pression configurée pour entraîner en rotation un arbre basse pression; ladite turbomachine comprenant, dans le sens de circulation du flux de gaz, une première hélice (31); et une deuxième hélice (32) en aval de la première hélice, la première hélice (31) étant entraînée en rotation par ledit arbre basse pression et la deuxième hélice étant entraînée en rotation par un moteur électrique (70), la deuxième hélice (32) étant en outre disposée à une distance comprise entre 1,5 et 4 longueurs de cordes (LC1 ) de la première hélice (31 ) définie entre des axes de calage respectifs (A31, A32) de chacune des première et deuxième hélices.

Description

l
Turbomachine à double hélices non carénées
DOMAINE TECHNIQUE GENERAL
L’invention concerne le domaine des turbomachines et concerne plus particulièrement les turbomachines du type non carénées (en anglais, « open rotor »).
ETAT DE LA TECHNIQUE
Les turbomachines du type non carénées s’inscrivent dans le contexte d’avoir des architectures visant à maximiser l’efficacité énergétique, tout en présentant une capacité à s’intégrer (géométriquement et aérodynamiquement) correctement avec l’aéronef.
On connaît plusieurs solutions s’inscrivant dans ce contexte.
Une première solution est une turbomachine à doublet d’hélices contrarotatives (en anglais, « counter rotating open rotor » (CROR)) comme décrite par exemple dans le document FR 2 941 492. Une telle turbomachine comprend une entrée d’air et une veine de circulation d’un flux délimitée par un carter externe et un moyeu interne. La veine traverse un générateur de gaz, ici à double corps qui alimente une turbine entraînant deux hélices contrarotatives. Dans ce document, ces deux hélices contrarotatives sont solidaires en rotation d’une turbine du générateur de gaz. La turbomachine de ce document présente l’intérêt particulier de combiner un excellent rendement propulsif lié à une génération de poussée via des hélices à très faible rapport de pression, et des dimensions externes inférieures à celles d’une turbomachine à hélice unique de même poussée, facilitant son intégration physique sur l’aéronef. Cette architecture à base de doublet d’hélices contrarotatives présente toutefois un certain nombre de limitations, notamment en raison de la complexité des sous-systèmes nécessaires à sa mise en œuvre (double système de calage de pas des hélices, carters tournants sous chaque rotor hélice, ...).
Une autre solution, en variante à l’architecture doublet d’hélices contrarotatives est l’architecture USF (en anglais, « Unducted Single Fan »), comportant un rotor hélice, et un stator à calage variable dans son sillage, destiné à redresser la giration résiduelle du rotor hélice. Cette variante peut être vue comme une architecture de type CROR dont la rotation de l’hélice aval est stoppée. Si elle présente une plus grande simplicité architecturale, cette solution souffre toutefois d’un rendement module basse pression moins bon que la solution CROR, et nécessite des diamètres plus élevés pour maintenir une charge rotor équivalente à celle de la solution CROR (cette charge rotor conditionnant au premier ordre les niveaux de bruits perçus).
Enfin, l’une comme l’autre des solutions architecturales évoquées ci-dessus présentent les inconvénients suivants :
1. La quasi bijectivité du fonctionnement du générateur de gaz et des parties propulsives : lors d’une réduction du besoin de poussée demandé par l’aéronef (pour les phases fin de croisière et ralenti), l’ensemble des parties tournantes fonctionnent à de faibles niveaux d’énergie (faible rapport de pression, faibles régimes de rotation), ce qui se révèle préjudiciable au rendement propre de chaque composant notamment au sein du générateur de gaz, dégradant significativement la performance d’ensemble du système propulsif.
2. La difficulté à extraire une puissance mécanique significative depuis les arbres de la turbomachine sans impact majeur sur l’opérabilité des compresseurs.
En effet, dans un contexte de croissance des besoins en extraction de puissance mécanique à destination de cellules aéronefs de plus en plus électriques, il faut adapter les architectures de turbomachine de manière à entraîner des générateurs électriques de capacité croissante. Ceci conduit à augmenter les contraintes sur les compresseurs, conduisant à des surdimensionnements nécessaires de ces derniers, préjudiciables à leur performance absolue.
PRESENTATION DE L’INVENTION
Un but de l’invention est de de proposer une architecture de turbomachine à deux hélices non carénées qui ne présente pas les inconvénients pré-cités.
A cet effet, l’invention propose, selon un premier aspect, une turbomachine d’un aéronef comprenant un carter externe délimitant avec un moyeu interne, une veine de circulation d’un flux de gaz dans laquelle est disposée une turbine basse pression configurée pour entraîner en rotation un arbre basse pression ; ladite turbomachine comprenant, dans le sens de circulation du flux de gaz, une première hélice ; et une deuxième hélice en aval de la première hélice, la première hélice étant entraînée en rotation par ledit arbre basse pression et la deuxième hélice étant entraînée en rotation par un moteur électrique, la deuxième hélice étant en outre disposée à une distance comprise entre 1 ,5 et 4 longueurs de cordes de la première hélice définie entre les axes de calage respectifs de chacune des première et deuxième hélices.
L’invention selon le premier aspect est avantageusement complétée par les caractéristiques suivantes, prises seules ou en une quelconque de leur combinaison techniquement possible :
- La deuxième hélice présente un diamètre externe compris 0,8 et 1 fois le diamètre externe de la première hélice.
- La turbomachine comprenant un moyeu interne à partir duquel des pales de la deuxième hélice s’étendent, la deuxième hélice ayant un ratio rayon du moyeu / rayon externe de la pale compris entre 0,22 et 0,40.
- La deuxième hélice présente une longueur de corde comprise entre 0,8 et 1 ,2 fois la longueur de corde de la première hélice.
- La turbomachine comprend un premier moteur/générateur électrique configuré pour contribuer à entraîner èn rotation un arbre basse pression, la première hélice étant entraînée en rotation par ledit arbre basse pression par l’intermédiaire d'un réducteur.
Le système propulsif comprend ou est relié à une unité de stockage d’énergie connectée au premier et/ou deuxième moteur/générateur électrique, l’unité de stockage d’énergie ayant, de préférence, une capacité comprise entre 200 et 500 kWh.
La première et la deuxième hélices sont disposées devant l’entrée de la veine de circulation du flux de gaz.
La première et la deuxième hélices sont disposées en aval de la veine et extérieurement à la veine de circulation du flux de gaz.
La turbomachine comprend un générateur de gaz, une unité de commande du deuxième moteur/générateur électrique, une unité de commande de l’angle de calage de la deuxième hélice, lesdites unités de commande étant configurées pour commander le deuxième moteur et l’angle de calage de la deuxième hélice selon l’un des modes de fonctionnement suivants :
un premier mode de fonctionnement nécessitant une première puissance propulsive donnée, premier mode de fonctionnement selon lequel le deuxième moteur/générateur entraîne en rotation la deuxième hélice en sens opposé à la première, et l’angle de calage de la deuxième hélice est commandé pour que la deuxième hélice fournisse entre 20% et 40% de ladite puissance propulsive donnée ;
- un deuxième mode de fonctionnement nécessitant une deuxième puissance propulsive donnée, deuxième mode de fonctionnement selon lequel le deuxième moteur/générateur n’entraine pas en rotation la deuxième hélice et l’angle de calage de la deuxième hélice est commandé de manière à maximiser l’efficacité d’un couplage aérodynamique avec la première hélice ;
- un troisième mode de fonctionnement nécessitant une troisième puissance propulsive donnée, troisième mode selon lequel le générateur de gaz et la première hélice sont régulés de manière à fournir une puissance propulsive supérieure à la troisième puissance propulsive donnée ;
- un quatrième mode de fonctionnement selon lequel l’angle de calage de la première hélice 31 est positionné en angle négatif et selon lequel la deuxième hélice est commandée en calage neutre, le générateur de gaz fonctionnant dans une plage de régime haute pression comprise entre 90% et 100%, quatrième mode selon lequel la première hélice est en inversion de poussée et la deuxième hélice permet une inversion du flux d’air alimentant la première hélice ;
- un cinquième mode de fonctionnement selon lequel un niveau de poussée global est maintenu par une alimentation énergétique exclusivement électrique du deuxième rotor hélice pendant une durée donnée ;
un sixième mode de fonctionnement selon lequel la deuxième hélice présente un dysfonctionnement :
o si la commande de l’angle de calage de la deuxième hélice est défectueux alors, l’angle de calage de la deuxième hélice est bloqué ; o si le deuxième moteur/générateur de la deuxième hélice est défectueux alors la deuxième hélice est commandée pour être en roue libre.
Dans le troisième mode de fonctionnement l’angle de calage de la deuxième hélice peut être commandé de manière à obtenir un angle d’incidence des pales inférieur à 0°, afin d’entraîner en rotation la deuxième hélice, dans un sens de rotation opposé au sens de rotation de la première hélice. Il est aussi possible de commander de la deuxième hélice manière à obtenir un angle d’incidence des pales supérieur à 0°, afin d’entraîner en rotation la deuxième hélice, dans un sens de rotation identique au sens de rotation de la première hélice.
Grâce à cette configuration d’interactions variables entre les deux hélices, les performances de la turbomachine sont accrues.
En outre, il est possible de commander de différentes manières la première et la deuxième hélice en fonction des modes de fonctionnement de la turbomachine.
PRESENTATION DES FIGURES
D’autres caractéristiques, buts et avantages de l’invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés sur lesquels :
la figure 1 illustre, schématiquement, une turbomachine selon une première configuration conforme à l’invention ;
- la figure 2 illustre, schématiquement, une alternative à la turbomachine selon la première configuration ;
la figure 3 illustre, schématiquement, une turbomachine selon une deuxième configuration conforme à l’invention ;
la figure 4 illustre l’agencement des hélices de la turbomachine ;
la figure 5 illustre des modes de fonctionnement de la turbomachine conforme à l’invention ;
- la figure 6 illustre, schématiquement, un premier mode de fonctionnement de la turbomachine conforme à l’invention, correspondant au décollage de l’aéronef ;
la figure 7 illustre, schématiquement, un deuxième mode de fonctionnement de la turbomachine conforme à l’invention, correspondant à la croisière de l’aéronef ;
la figure 8 illustre, schématiquement, un troisième mode de fonctionnement de la turbomachine conforme à l’invention, selon un premier mode de réalisation, correspondant à un ralenti, descente de l’aéronef ;
- la figure 9 illustre, schématiquement, la flèche d’une hélice de la turbomachine conforme à l’invention;
- la figure 10 illustre, schématiquement, le bord d’attaque d’une hélice de la turbomachine conforme à l’invention; - la figure 11 illustre, schématiquement, un troisième mode de fonctionnement de la turbomachine conforme à l’invention, selon un second mode de réalisation, correspondant à un ralenti, descente de l’aéronef ;
Sur l’ensemble des figures les éléments similaires portent des références identiques.
DESCRIPTION DETAILLEE DE L’INVENTION
En relation avec les figures 1, 2 et 3, une turbomachine d’un aéronef comprend un espace 1 annulaire d’écoulement d’un flux de gaz, délimité par un carter 2 externe et un moyeu 3 interne. Un tel espace 1 annulaire est appelé, ci-après veine de circulation d’un flux de gaz.
La veine 1 de circulation du flux de gaz peut comprendre d’amont en aval, dans le sens d’écoulement du flux de gaz (selon l’axe AA’ et représenté par la flèche F), un compresseur 1 1 basse pression, un compresseur 12 haute pression, une chambre 13 de combustion, une turbine 14 haute pression et une turbine 15 basse pression.
La turbine 15 basse pression est configurée pour entraîner en rotation un arbre 25 basse pression tandis que la turbine 14 haute pression est configurée pour entraîner en rotation un arbre 24 haute pression.
La turbomachine comprend, dans le sens d’écoulement des gaz, une première hélice 31 et une deuxième hélice 32 en aval de la première hélice 31. La première et la deuxième hélices sont non carénées (architecture de type, selon la terminologie anglaise « open rotor »).
Les première et deuxième hélices 31 , 32 s’étendent à partir du moyeu 3 interne et comprennent plusieurs pales s’étendant à partir de ce moyeu 3 interne.
On décrit ci-après deux configurations, une première configuration en relation avec les figures 1 et 2 et une deuxième configuration en relation avec la figure 3.
Selon la première configuration, la première et la deuxième hélices 31 , 32 sont disposées devant l’entrée de la veine 1 de circulation du flux de gaz.
De manière alternative, selon la deuxième configuration la première et la deuxième hélices 31 , 32 sont disposées à la sortie de la veine circulation du flux de gaz. En particulier, la première et la deuxième hélices 31 , 32 sont disposées en aval et extérieurement derrière et au-dessus de la veine 1 de circulation du flux de gaz.
FEUILLE DE REMPLACEMENT (REGLE 26> Les deux configurations diffèrent l’une de l’autre par la position des première et deuxième hélice par rapport à l’entrée et la sortie de la veine 1 de circulation du flux de gaz (l’entrée et la sorte étant définies dans le sens de circulation du flux de gaz).
De manière avantageuse selon, l’une ou l’autre des deux configurations ci- dessus décrites, la deuxième hélice 32 est disposée à une distance comprise entre 1 ,5 et 4 longueurs de corde de la première hélice définies entre des axes de calage respectifs de chacune des première et deuxième hélices 31 , 32 comme décrit ci-après en relation avec la figure 4.
La figure 4 illustre l’agencement des première 31 et deuxième 32 hélices le long de l’axe longitudinal AA’ de la turbomachine. Comme illustré sur cette figure, on précise que l’on entend par longueur de corde LCi (i=1 pour la première hélice, i=2 pour la deuxième hélice) la longueur de la corde 42 c’est-à-dire la longueur du segment (ou corde) entre le bord d’attaque 41 et le bord de fuite 43 d’une hélice. En outre, l’espacement entre les deux hélices 31 , 32 est pris entre les axes de calage A31 , A32 respectifs de chacune des hélices 31 , 32. Sur cette figure, les hélices sont espacées de trois longueurs de cordes LC.
Un tel espacement entre les deux hélices 31 , 32 permet d’avoir un couplage aérodynamique pouvant contribuer efficacement à la propulsion de la turbomachine.
Également, cet espacement résulte du compromis aéroacoustique entre :
• Une distance entre les deux hélices suffisamment élevée pour limiter l’intensité des raies d’interactions acoustiques entre les hélices ;
• Une distance entre les deux hélices suffisamment faible pour minimiser la diffusion des profils de vitesse en sortie de la première hélice (hélice amont) et favoriser leur réexploitation immédiate par la déviation de la deuxième hélice (hélice aval).
De plus cet espacement tient compte du besoin d’intégrer les mécanismes de changement de pas de chaque hélice, mécanismes nécessitant un certain volume axial.
La deuxième hélice 32 présente, avantageusement, les caractéristiques géométriques suivantes :
Un diamètre externe compris entre 0,8 et 1 fois le diamètre externe de la première hélice 31 en amont ; Un rapport de moyeu (ratio rayon interne / rayon externe de la pale) compris entre 0,22 et 0,40 ;
Une corde moyenne comprise entre 0,8 et 1 ,2 fois la corde moyenne de la première hélice 31 en amont.
De manière avantageuse, la première hélice 31 est entraînée en rotation par la turbine basse pression 15, par l’intermédiaire de l’arbre basse pression 25 et d’un premier réducteur 50 uniquement, ou bien par la combinaison d’un premier moteur/générateur électrique 60 et de la turbine basse pression 15, et ce par l’intermédiaire du même premier réducteur 50. De cette façon le premier moteur/générateur 60 permet de pallier occasionnellement les déficiences de l’arbre basse/pression 25.
Dans cette variante, en cas de défaillance de la contribution de la turbine basse pression contribuant à l’alimentation énergétique de la première hélice 31 , le moteur/générateur 60 assure une partie de la fourniture énergétique attendue pour la première hélice 31.
Cette configuration illustrée sur la figure 2 s’applique aussi à la configuration de la figure 3 où les hélices sont situées à la sortie de l’espace annulaire de circulation du flux de gaz.
La deuxième hélice 32 est, elle, uniquement entraînée en rotation par un deuxième moteur/générateur électrique 70 par l’intermédiaire d’un deuxième réducteur 80.
Le premier réducteur 50 et le deuxième réducteur 80 sont avantageusement : mécanique (de type épicycloïdal ou planétaire) présentant un rapport de réduction en régime de rotation compris de préférence entre 8 et 12 ; ou - électromagnétique.
La turbomachine peut comprendre selon les configurations un premier moteur/générateur électrique 60 et un deuxième moteur/générateur électrique 70 qui peuvent, fonctionner comme « moteur » mais aussi comme « générateur d’électricité ».
Le système propulsif comprend, à ce titre, une unité 90 de stockage d’énergie connectée au premier et/ou deuxième moteur/générateur électrique, l’unité de stockage d’énergie ayant, de préférence, une capacité comprise entre 200 et 500 kWh. Lorsque le moteur/générateur électrique 60, 70 fonctionne en moteur, l’unité de stockage 90 est une source d’alimentation pour le moteur/générateur électrique 60, 70 tandis que lorsque les hélices 31 , 32 ne sont pas entraînées par le moteur/générateur électrique 60, 70, le moteur/générateur électrique permet de recharger l’unité de stockage 90.
En effet, le moteur/générateur électrique 60, 70 peut mettre à contribution les modes de fonctionnement au cours desquels il n’est pas utilisé en « moteur » pour recharger l’unité de stockage 90.
Quelle que soit la configuration, la turbomachine peut comprendre, associée à chaque hélice, une unité de commande de l’angle de calage de l’hélice (unités UC1 et UC’1 sur les figures) qui est caractérisée par
pour la première hélice, un débattement compris préférentiellement entre -30° et +90° ;
pour la deuxième hélice, un débattement préférentiellement limité aux angles de calages positifs, typiquement 0° à +90° / maximalement 0° à +1 10°.
On utilise ici la terminologie « calage de l’hélice » pour viser le calage de chaque pale de l’hélice.
La deuxième hélice 32 est avantageusement utilisée de différentes manières selon plusieurs modes de fonctionnement du système propulsif de l’aéronef. Comme cela va être décrit (en relation avec la figure 5), la deuxième hélice 32 peut avoir plusieurs fonctions pour contribuer au fonctionnement de l’aéronef selon ces différentes configurations.
Ainsi, la turbomachine comprend une unité UC2 de commande du deuxième moteur/générateur associé à la deuxième hélice 32, l’unité UC2 de commande du deuxième moteur/générateur 70 permettant de piloter de manière continue la fourniture en puissance électrique pour ce deuxième moteur/générateur entre les cas extrêmes d’une fourniture nulle et d’une fourniture correspondant à la puissance maximale de dimensionnement deuxième du moteur/générateur 70.
Un premier mode de fonctionnement M1 correspond au décollage/montée de l’aéronef, mode au cours duquel, la turbomachine a besoin d’une forte puissance propulsive dite puissance propulsive donnée :
Le deuxième moteur/générateur 70 est en mode « moteur » et utilise l’énergie de l’unité de stockage 90 comme alimentation afin d’entraîner en rotation la deuxième hélice 32 ; L’angle de calage de la deuxième hélice est réglé pour que la deuxième hélice 32 fournisse une poussée, à hauteur d’environ 20 à 40 % de la puissance propulsive donnée (soit ~ 5 MW maximum pour une classe d’aéronef court/moyen-courrier), et afin que l’angle d’incidence des pales Ai soit supérieur à 0° (tel qu’illustré sur la figure 6) ;
- Le générateur de gaz fonctionne dans une plage de régime réduit haute pression (N2K) comprise entre 90 et 100 % en fonction du débit de carburant injecté dans la chambre de combustion.
Au cours de ce premier mode de fonctionnement M1 , la mise en rotation de la deuxième hélice 32 permet de diminuer le niveau d’énergie requis sur la première hélice 31 pour assurer la poussée globale attendue du système propulsif, ce qui permet de dimensionner le diamètre de la première hélice 31 sur une valeur plus faible que ce que l’état de l’art exigerait en l’absence d’assistance de fourniture de poussée via l’hélice 32. Une telle diminution de diamètre permet d’avoir une première hélice 31 qui soit facilement intégrable tout en maintenant un fort rendement énergétique du système propulsif global.
En outre, le niveau d’énergie requis sur l’arbre basse pression est diminué, de même que celui attendu du générateur de gaz ce qui a pour conséquence de dimensionner l’espace annulaire d’écoulement des gaz sur une valeur plus faible adaptée à ce niveau réduit d’énergie attendu. Un bénéfice sur la masse de la turbomachine est obtenu avec des performances améliorées ainsi qu’une diminution des nuisances sonores dues à l’éjection des gaz en sortie du générateur de gaz.
Un deuxième mode de fonctionnement M2 correspond à la croisière de l’aéronef, mode au cours duquel, la turbomachine a besoin d’une puissance propulsive intermédiaire :
Le deuxième moteur/générateur 70 est inutilisé, la deuxième hélice 32 ne reçoit pas de puissances mécaniques, elle est en « roue libre » ;
L’angle de calage de la deuxième hélice 32 est piloté en conjonction avec l'angle de calage de la première hélice 31 de manière à maximiser l’efficacité propulsive de sa combinaison avec la première hélice 31 en amont, toujours afin que l’angle d’incidence des pales Ai soit supérieur à 0° (tel qu’illustré sur la figure 7). La deuxième hélice 32 fonctionne donc comme un redresseur. Son régime de rotation est libre et dépend du couplage aérodynamique avec la première hélice 31 : soit arrêté, soit en rotation très lente. Le générateur de gaz et la première hélice 31 sont régulés de manière à répondre exactement au besoin propulsif attendu. Les angles de calage sont issus de prédictions aérodynamiques préalables.
Le générateur de gaz fonctionne dans une plage de régime réduit haute pression comprise entre 80 et 90 %
Au cours de ce deuxième mode de fonctionnement M2, l’efficacité propulsive la première hélice 31 est maximisée par revalorisation de sa giration résiduelle. La giration de l’écoulement (mise en rotation indésirable car ne contribuant pas à l’augmentation de vitesse d’écoulement selon l’axe propulsif) issu de la première hélice est récupérée par l’interaction avec les pales de la second hélice (ici quasi immobile), et revalorisée sous forme de vecteur vitesse de l’écoulement orienté selon l’axe propulsif principal.
Un troisième mode de fonctionnent M3 correspond à un ralenti, descente de l’aéronef, mode au cours duquel la turbomachine a besoin d’une faible puissance :
Le générateur de gaz et la première hélice 31 sont régulés sur un point de fonctionnement supérieur au besoin propulsif réel ;
L’énergie générée en excédent se manifeste sous la forme d’un excédent enthalpique et d’une giration en sortie de la première hélice 31. Cette énergie excédentaire, est récupérée sur la deuxième hélice 32 qui est alors mise en rotation et fonctionne en mode éolienne via le choix d’un angle de calage adapté. L’énergie mécanique ainsi récupérée sur la deuxième hélice 32 alimente le deuxième moteur/générateur 70 qui fonctionne alors en mode générateur, rechargeant l’unité de stockage 90.
Le générateur de gaz fonctionne dans une plage de régime réduit haute pression comprise entre 90 et 100 % en fonction du débit de carburant injecté dans la chambre de combustion.
Au cours de ce troisième mode de fonctionnement M3, le découplage énergétique du besoin propulsif et du point de fonctionnement du générateur de gaz et de la première hélice 31 permet de positionner ces derniers sur des zones de rendement bien plus favorables que celles atteintes sur une configuration classique au ralenti. Ceci permet en outre de s’éloigner des zones critiques d’opérabilité compresseur par le biais du positionnement du générateur de gaz sur des niveaux de puissance moyens/élevés pour lesquels l’opérabilité est moins critique qu’aux conditions ralenti. Ce mode de fonctionnement M3 peut être obtenu selon deux modes de réalisation :
Dans un premier mode de réalisation (tel qu’illustré en figure 8), l’angle de calage de la deuxième hélice 32 est modifié de sorte que l’angle d’incidence des pales Ai soit inférieur à 0°. Cette modification de l’angle d’incidence des pales Ai a pour effet d’obtenir un coefficient de portance inférieur à 0, et permet ainsi d’entrainer en rotation la deuxième hélice 32 dans un sens de rotation opposé au sens de rotation de la première hélice 31. Ce mode de réalisation permet ainsi de conserver le même sens de rotation de la deuxième hélice 32 que dans les autres modes de fonctionnement, et évite ainsi la complexification de la boite de vitesse. Il implique en revanche de modifier la géométrie de l’hélice en réduisant la flèche Fl, qui correspond à la distance maximale entre la corde et la ligne de cambrure (représenté en figure 9). De plus, afin d’éviter le décollement, il est nécessaire de concevoir des pales avec un bord d’attaque Ba large (représenté en figure 10) ;
Dans un deuxième mode de réalisation (tel qu’illustré en figure 11), l’angle de calage de la deuxième hélice 32 est modifié de sorte que l’angle d’incidence des pales Ai soit supérieur à 0°. Cette modification de l’angle d’incidence des pales Ai permet d’entrainer en rotation la deuxième hélice 32 dans le même sens de rotation que la première hélice 31. Ce mode de réalisation implique de concevoir une boite de vitesse permettant à la deuxième hélice 32 de tourner dans les deux sens, en revanche il n’implique pas de modification de la géométrie de l’hélice étant donné que son fonctionnement aérodynamique reste le même que dans les autres modes de fonctionnement.
Un quatrième mode de fonctionnement M4 correspondant au freinage de l’aéronef :
Le calage de la première hélice 31 est positionné en angle négatif ;
La deuxième hélice 32 est laissée en calage neutre (en anglais, « windmilling ») qui permet de ne générer aucune puissance mécanique sur l’hélice ;
Le générateur de gaz fonctionne dans une plage de régime réduit haute pression comprise entre 90 et 100%. Au cours de ce quatrième mode de fonctionnement M4, il y a une inversion de poussée sur la première hélice 31 et la deuxième hélice 32 présente un calage choisi de manière à permettre une inversion de flux d’air alimentant la première hélice 31.
Un cinquième mode de fonctionnement correspond à un dysfonctionnement de la première hélice 31 ou à un dysfonctionnement du générateur de gaz :
L’angle de calage de la première hélice 31 est positionné en calage neutre (« windmilling ») si le dysfonctionnement de cette première hélice l’autorise, ou bien maintenu à sa valeur de calage à l’instant d’occurrence du dysfonctionnement
- L’angle de calage de la deuxième hélice 32 est positionné en position pleine traction c’est-à-dire selon un angle de calage similaire à celui de la première hélice 31 lorsqu’elle fonctionne en conditions pour fournir le maximum de puissance ;
Le deuxième moteur/générateur 70 est commandé pour fournir un maximum de puissance à la deuxième hélice 32.
Au cours de ce cinquième mode de fonctionnement M5, un niveau de poussée global minimal est maintenu pendant une certaine durée (par le biais de l’alimentation de la deuxième hélice 32 afin de maintenir une capacité de traction, la poussée est alors générée exclusivement par le deuxième rotor 32), durée conditionnée par la capacité du deuxième moteur/générateur électrique 70 et la puissance disponible dans l’unité de stockage 90 qui lui est associé. Ce cinquième mode de fonctionnement permet minimiser l’impact d’une perte de poussée de la première hélice 31 ou d’une perte de fourniture d’énergie primaire en provenance du générateur de gaz.
Un sixième mode de fonctionnement M6 correspond également à un dysfonctionnement mais ici de la deuxième hélice 32 :
- Si le dysfonctionnement provient du fait qu’il n’est pas possible de commander l’angle de calage de la deuxième hélice 32 alors l’angle de calage de la deuxième hélice 32 est maintenu bloqué à sa dernière position occupée ;
- Si le dysfonctionnement provient du deuxième moteur/générateur 70 alors la deuxième hélice 32 est laissée en roue libre tant que la plage du calage permet de fournir une poussée ;
Un tel sixième mode de fonctionnement M6 permet d’avoir une architecture de turbomachine qui est robuste à la défaillance de la deuxième hélice. Comme déjà évoqué, le premier moteur/générateur électrique 60 associé à la première hélice 31 peut venir en complément de la mise en rotation par la turbine basse pression 15 (voir la figure 2).
Cette configuration permet :
· L’assistance de l’arbre basse pression (première hélice 31 amont) par le premier moteur/générateur électrique 60 ;
o Dans le cas du premier mode de fonctionnement : assistance au décollage, conjointement à l’assistance déjà produite par la deuxième hélice 32 ;
o En cas de défaillance du générateur de gaz au cours du cinquième mode de fonctionnement : capacité à entraîner la première hélice pendant une durée limitée par la contenance du stockeur énergétique ;
• Le transfert d’énergie en temps réel entre la deuxième hélice 32 et l’arbre basse pression : même lorsque le stockeur lié au premier moteur/générateur, en mode « générateur » est vide, la deuxième hélice 32 peut ainsi être alimentée en énergie mécanique selon les besoins ;
• Un profil de recharge du premier moteur/générateur en mode « moteur » plus efficace car directement relié à la turbine basse pression.

Claims

REVENDICATIONS
1. Turbomachine d’un aéronef comprenant un carter externe (2) délimitant avec un moyeu interne (3), une veine (1 ) de circulation d’un flux de gaz dans laquelle est disposée une turbine basse pression configurée pour entraîner en rotation un arbre basse pression ; ladite turbomachine comprenant, dans le sens de circulation du flux de gaz, une première hélice (31 ) ; et une deuxième hélice (32) en aval de la première hélice, la première hélice (31 ) étant entraînée en rotation par ledit arbre basse pression et la deuxième hélice étant entraînée en rotation par un moteur électrique (70), la deuxième hélice (32) étant en outre disposée à une distance comprise entre
1 ,5 et 4 longueurs de cordes (LC1 ) de la première hélice (31 ) définie entre des axes de calage respectifs (A31 , A32) de chacune des première et deuxième hélices.
2. Turbomachine selon la revendication 1 , dans laquelle la deuxième hélice (32) présente un diamètre externe compris 0,8 et 1 fois le diamètre externe de la première hélice (31 ).
3. Turbomachine selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle la turbomachine comprenant un moyeu interne (3) à partir duquel des pales de la deuxième hélice (32) s’étendent, la deuxième hélice (32) ayant un ratio rayon du moyeu, rayon externe de la pale compris entre 0,22 et 0,40.
4. Turbomachine selon l’une des revendications précédentes, dans laquelle la deuxième hélice (32) présente une longueur de corde (LC2) comprise entre 0,8 et 1 ,2 fois la longueur de corde (LC1 ) de la première hélice (31 ).
5. Turbomachine selon l’une des revendications 1 à 4, comprenant un premier moteur/générateur (60) électrique configuré pour contribuer à entraîner en rotation un arbre basse pression, la première hélice (31 ) étant entraînée en rotation par ledit arbre basse pression (25) par l’intermédiaire d’un réducteur (50).
6. Turbomachine selon l’une des revendications 1 à 5, comprenant une unité de stockage (90) d’énergie connectée au premier et/ou deuxième moteur/générateur électrique (60, 70), l’unité de stockage d’énergie ayant, de préférence, une capacité comprise entre 200 et 500 kWh.
7. Turbomachine selon l’une des revendications précédentes, dans lequel la première et la deuxième hélices (31 , 32) sont disposées devant l’entrée de la veine (1 ) de circulation du flux de gaz.
8. Turbomachine selon l’une des revendications 1 à 6, dans laquelle la première et la deuxième hélices (31 , 32) sont disposées en aval de la veine (1 ) et extérieurement à la veine (1 ) de circulation du flux de gaz.
9. Système propulsif comprenant une turbomachine selon l’une des revendications 1 à 5, et comprenant en outre une unité de stockage (90) d’énergie connectée au premier et/ou deuxième moteur/générateur électrique (60, 70), l’unité de stockage d’énergie ayant, de préférence, une capacité comprise entre 200 et 500 kWh.
10. Turbomachine selon l’une des revendications précédentes, comprenant un générateur de gaz, une unité (uc2) de commande du deuxième moteur/générateur électrique (70), une unité (uc2’) de commande de l’angle de calage de la deuxième hélice (32), lesdites unités de commande étant configurées pour commander le deuxième moteur et l’angle de calage de la deuxième hélice selon l’un des modes de fonctionnement suivants :
un premier mode de fonctionnement (M1 ) nécessitant une première puissance propulsive donnée, premier mode de fonctionnement selon lequel le deuxième moteur/générateur entraîne en rotation la deuxième hélice en sens opposé à la première, et l’angle de calage de la deuxième hélice est commandé pour que la deuxième hélice fournisse entre 20% et 40% de ladite puissance propulsive donnée ;
un deuxième mode de fonctionnement (M2) nécessitant une deuxième puissance propulsive donnée, deuxième mode de fonctionnement selon lequel le deuxième moteur/générateur n’entraine pas en rotation la deuxième hélice et l’angle de calage de la deuxième hélice est commandé de manière à maximiser un couplage aérodynamique avec la première hélice ; un troisième mode de fonctionnement (M3) nécessitant une troisième puissance propulsive donnée, troisième mode selon lequel le générateur de gaz et la première hélice sont régulés de manière à fournir une puissance propulsive supérieure à la troisième puissance propulsive donnée ;
un quatrième mode de fonctionnement (M4) selon lequel l’angle de calage de la première hélice 31 est positionné en angle négatif et selon lequel la deuxième hélice est commandée en calage neutre, le générateur de gaz fonctionnant dans une plage de régime haute pression comprise entre 90% et 100%, quatrième mode selon lequel la première hélice est en inversion de poussée et la deuxième hélice permet une inversion du flux d’air alimentant la première hélice ;
un cinquième mode de fonctionnement (M5) selon lequel un niveau de poussée global est maintenu par une alimentation énergétique exclusivement électrique pendant une durée donnée ;
Un sixième mode de fonctionnement (M6) selon lequel la deuxième hélice présente un dysfonctionnement :
o Si la commande de l’angle de calage de la deuxième hélice est défectueux alors, l’angle de calage de la deuxième hélice est bloquée ; o Si le deuxième moteur/générateur de la deuxième hélice est défectueux alors la deuxième hélice est commandée pour être en roue libre.
1 1 . Turbomachine selon la revendication 10, dans laquelle dans le troisième mode de fonctionnement (M3) l’angle de calage de la deuxième hélice est commandé de manière à obtenir un angle d’incidence des pales inférieur à 0°, afin d’entrainer en rotation la deuxième hélice, dans un sens de rotation opposé au sens de rotation de la première hélice.
12. Turbomachine selon la revendication 10, dans laquelle dans le troisième mode de fonctionnement (M3) l’angle de calage de la deuxième hélice est commandé de manière à obtenir un angle d’incidence des pales supérieur à 0°, afin d’entrainer en rotation la deuxième hélice, dans un sens de rotation identique au sens de rotation de la première hélice.
EP19813119.5A 2018-10-26 2019-10-25 Turbomachine à double hélices non carénées Pending EP3870827A1 (fr)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1859925A FR3087849B1 (fr) 2018-10-26 2018-10-26 Turbomachine a double helices non carenees
PCT/FR2019/052557 WO2020084271A1 (fr) 2018-10-26 2019-10-25 Turbomachine à double hélices non carénées

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP3870827A1 true EP3870827A1 (fr) 2021-09-01

Family

ID=65444107

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP19813119.5A Pending EP3870827A1 (fr) 2018-10-26 2019-10-25 Turbomachine à double hélices non carénées

Country Status (6)

Country Link
US (1) US11987369B2 (fr)
EP (1) EP3870827A1 (fr)
CN (1) CN112930436A (fr)
CA (1) CA3117485A1 (fr)
FR (1) FR3087849B1 (fr)
WO (1) WO2020084271A1 (fr)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111706432B (zh) * 2020-05-28 2022-03-25 中国航发湖南动力机械研究所 桨扇发动机及具有其的推进装置
US20220204171A1 (en) * 2020-12-28 2022-06-30 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid propulsion systems
EP4074955A1 (fr) * 2021-04-14 2022-10-19 General Electric Company Turbine à gaz à trois flux avec machine électrique intégrée
BE1029507B1 (fr) 2021-06-18 2023-01-23 Gen Electric Structure de turbomachine a trois flux
EP4355989A1 (fr) 2021-06-18 2024-04-24 Safran Aero Boosters Structure de turbomachine a trois flux
US12060829B2 (en) 2022-04-27 2024-08-13 General Electric Company Heat exchanger capacity for one or more heat exchangers associated with an accessory gearbox of a turbofan engine

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5079916A (en) * 1982-11-01 1992-01-14 General Electric Company Counter rotation power turbine
GB2173863B (en) * 1985-04-17 1989-07-19 Rolls Royce Plc A propeller module for an aero gas turbine engine
US4976102A (en) * 1988-05-09 1990-12-11 General Electric Company Unducted, counterrotating gearless front fan engine
DE3941852A1 (de) * 1989-12-19 1991-06-20 Mtu Muenchen Gmbh Propfantriebwerk mit zwei entgegengesetzt drehenden fanrotoren
GB0702608D0 (en) * 2007-02-10 2007-03-21 Rolls Royce Plc Aeroengine
FR2940247B1 (fr) * 2008-12-19 2011-01-21 Snecma Systeme d'helices contrarotatives entrainees par un train epicycloidal offrant une repartition de couple equilibree entre les deux helices
FR2941492B1 (fr) * 2009-01-23 2011-09-09 Snecma Turbomachine a turbine de puissance equipee d'un generateur electronique de puissance centre sur l'axe de la turbomachine
US8661781B2 (en) * 2009-02-13 2014-03-04 The Boeing Company Counter rotating fan design and variable blade row spacing optimization for low environmental impact
FR2974060B1 (fr) * 2011-04-15 2013-11-22 Snecma Dispositif de propulsion a helices contrarotatives et coaxiales non-carenees
FR2994707B1 (fr) * 2012-08-21 2018-04-06 Snecma Turbomachine hybride a helices contrarotatives
US9835093B2 (en) * 2013-09-19 2017-12-05 The Boeing Company Contra-rotating open fan propulsion system
CA2855442C (fr) * 2014-06-30 2017-12-19 The Boeing Company Systeme de propulsion a soufflante ouverte contrarotative
US20160023773A1 (en) * 2014-07-23 2016-01-28 Hamilton Sundstrand Corporation Hybrid electric pulsed-power propulsion system for aircraft
US10618667B2 (en) * 2016-10-31 2020-04-14 Rolls-Royce Corporation Fan module with adjustable pitch blades and power system

Also Published As

Publication number Publication date
CA3117485A1 (fr) 2020-04-30
FR3087849A1 (fr) 2020-05-01
WO2020084271A1 (fr) 2020-04-30
US20210403169A1 (en) 2021-12-30
US11987369B2 (en) 2024-05-21
FR3087849B1 (fr) 2020-11-20
CN112930436A (zh) 2021-06-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
WO2020084271A1 (fr) Turbomachine à double hélices non carénées
FR3048675A1 (fr) Alimentation en air d'un circuit de conditionnement d'air d'une cabine d'un aeronef
CA2837498C (fr) Distributeur de turbine radiale a calage variable, en particulier de turbine de source de puissance auxiliaire
EP3464855B1 (fr) Turbomachine d'aéronef avec réducteur epicycloidal à rapport de réduction variable
EP3817978B1 (fr) Système propulsif d'aéronef et aéronef propulsé par un tel système propulsif intégré à l'arrière d'un fuselage de l'aéronef
WO2015114267A1 (fr) Alimentation en air d'un circuit de conditionnement d'air d'une cabine d'un aeronef a partir de son turbopropulseur
FR2535394A1 (fr) Turbine de travail a contre-rotation
FR3065994A1 (fr) Turbomachine a rotor de soufflante et reducteur entrainant un arbre de compresseur basse pression
FR3046439A1 (fr) Soufflante a calage variable a faible pas d'un turboreacteur
EP3574199A1 (fr) Systeme d'alimentation en carburant d'une turbomachine
EP3853456B1 (fr) Turboréacteur à réducteur
EP3853466A1 (fr) Turboréacteur comprenant un dispositif d'apport de puissance
EP4073369A1 (fr) Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré
WO2023012435A1 (fr) Turbopropulseur apte à fournir une fonction d'éolienne de secours et aéronef comportant un tel turbopropulseur
FR3009028A1 (fr) Systeme propulsif d'aeronef a soufflante auxiliaire entrainee en rotation par engrenement et procede de propulsion associe
EP4073366A1 (fr) Système propulsif aéronautique à faible débit de fuite et rendement propulsif amélioré
FR3104644A1 (fr) Système propulsif aéronautique à rendement propulsif amélioré
EP3829978A1 (fr) Procede de gestion de la puissance propulsive d'un aeronef
WO2023152108A1 (fr) Ensemble propulsif pour aéronef comprenant une turbomachine à gaz et une machine électrique avec un système de refroidissement comprenant un organe de multiplication et procédé d'utilisation associé
WO2024121463A1 (fr) Ensemble propulsif pour un aéronef
FR3062420A1 (fr) Dispositif d'entrainement d'une pompe a carburant pour turbomachine
WO2023156741A1 (fr) Système de régulation de carburant
EP0160059A1 (fr) Dispositif d'entrainement d'organes auxiliaires d'un moteur a combustion interne
WO2022079378A1 (fr) Système propulsif aéronautique ayant un rendement propulsif amélioré
FR3132731A1 (fr) Ensemble propulsif pour aéronef comprenant une turbomachine à gaz et une machine électrique avec un système de refroidissement monté en aval de la machine électrique et procédé d’utilisation associé

Legal Events

Date Code Title Description
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: UNKNOWN

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE INTERNATIONAL PUBLICATION HAS BEEN MADE

PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: REQUEST FOR EXAMINATION WAS MADE

17P Request for examination filed

Effective date: 20210505

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AL AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MK MT NL NO PL PT RO RS SE SI SK SM TR

DAV Request for validation of the european patent (deleted)
DAX Request for extension of the european patent (deleted)
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: EXAMINATION IS IN PROGRESS

17Q First examination report despatched

Effective date: 20230216